JPH06144384A - Roll control device for aircraft - Google Patents
Roll control device for aircraftInfo
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- JPH06144384A JPH06144384A JP30236492A JP30236492A JPH06144384A JP H06144384 A JPH06144384 A JP H06144384A JP 30236492 A JP30236492 A JP 30236492A JP 30236492 A JP30236492 A JP 30236492A JP H06144384 A JPH06144384 A JP H06144384A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は航空機のロール制御装置
に利用されるものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention is used in a roll control device for an aircraft.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来、機体をロールさせるための制御
は、外翼部に設けられたエルロン（補助翼）を用いる
か、スポイラを用いるか、或いは両者の併用で行なわれ
ていた。図５と図６に各々エルロンを有する航空機とス
ポイラを有する航空機の例を示す。2. Description of the Related Art Conventionally, control for rolling an airframe has been performed by using an aileron (auxiliary wing) provided on an outer wing, a spoiler, or a combination of both. 5 and 6 show examples of an aircraft having an aileron and an aircraft having a spoiler, respectively.
【０００３】図５におけるエルロン制御は、左右のエル
ロン４を逆方向に上下させ、左右翼のキャンバを変化さ
せる事により揚力に左右の差異を生じさせ、ローリング
モーメントを発生させるものである。In the aileron control in FIG. 5, the left and right ailerons 4 are moved up and down in opposite directions to change the cambers of the left and right wings, thereby causing left and right differences in lift and generating a rolling moment.
【０００４】図６におけるスポイラ制御は、片翼のスポ
イラ６を立てることによって、スポイラを立てた側の翼
の揚力を低下させ左右翼の揚力差からローリングモーメ
ントを発生させるものである。In the spoiler control shown in FIG. 6, the lift force of the blade on the side where the spoiler is raised is lowered by raising the one-wing spoiler 6 to generate a rolling moment from the difference in the lift forces of the left and right blades.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】従来のロール制御装置
には、各々次の如き問題点があった。 （１）エルロンによる制御では、主翼後縁にエルロン４
が設けられている為、フラップ７を全スパンにわたり設
けることが不可能であり、フラップ幅が制限される。ま
た外翼部の捩り剛性が弱い場合、図７に示すエルロンリ
バーサル（エルロン逆効き）の問題が生じ、外翼部構造
の軽量化が制限される。 （２）スポイラによる制御では、スポイラ６により翼面
上の流れを乱し、それにより揚力を低下させるため、翼
型の性能低下及び抵抗増加につながる。The conventional roll control devices have the following problems, respectively. (1) With control by aileron, aileron 4 at the trailing edge of the wing
Since it is provided, it is impossible to provide the flap 7 over the entire span, and the flap width is limited. Further, when the outer wing portion has a low torsional rigidity, the problem of aileron reversal (aileron adverse effect) shown in FIG. 7 occurs, and the weight reduction of the outer wing structure is limited. (2) In the control by the spoiler, the flow on the blade surface is disturbed by the spoiler 6 and thereby the lift is reduced, which leads to a reduction in the performance of the airfoil and an increase in resistance.
【０００６】本発明は、フラップ幅が制限されず、エル
ロンリバーサルが生じず、かつ翼の性能低下が生じない
ロール制御装置を提供しようとするものである。The present invention is intended to provide a roll control device in which the flap width is not limited, aileron reversal does not occur, and the performance of the blade does not deteriorate.
【０００７】[0007]
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題を解決
したものであって、航空機の左右の翼端にピボットを介
して、外向きのキャント角を有するウイングレットをピ
ッチ方向に回転可能に取付け、同ウイングレットを左右
逆方向に回転させ左右逆方向の揚力を発生させることに
よって、機体にローリングモーメントを与えることを特
徴とする航空機のロール制御装置に関するものである。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made to solve the above-mentioned problems, and a winglet having an outward cant angle is attached to the left and right wing tips of an aircraft via a pivot so as to be rotatable in the pitch direction. The present invention relates to a roll control device for an aircraft, which applies a rolling moment to the airframe by rotating the winglet in the left and right directions to generate lift in the left and right directions.
【０００８】[0008]
【作用】外向きにキャント角をもって取付けられたウイ
ングレットの上端を前方へ向けて回転させれば、ウイン
グレットは負の迎角を取ったことになり下向きの力を発
生する。また、逆に後方へ向けて回転させれば、正の迎
角を取ったことになり上向きの力を発生する。これを利
用して左右逆向きに回転させる事によって、機軸まわり
に偶力モーメントが生じ、機体にはローリングモーメン
トとして作用する。When the upper end of the winglet mounted outward with a cant angle is rotated forward, the winglet has a negative angle of attack, and thus a downward force is generated. On the other hand, if it is rotated backward, a positive angle of attack is obtained, and an upward force is generated. By utilizing this to rotate in the left and right directions, a couple moment is generated around the machine axis and acts as a rolling moment on the machine body.
【０００９】[0009]
【実施例】図１は本発明の第１実施例に係るウイングレ
ット部の図であり、同図（ａ−１）はウイングレットが
中立状態の時の正面図、同図（ａ−２）は同側面図、同
図（ｂ−１）はウイングレットが回転状態の時の正面
図、同図（ｂ−２）は同側面図である。図において、１
は上方ウイングレット、３はウイングレットを回転可能
に支えるピボット軸、Λはウイングレットの外方へのキ
ャント角である。1 is a view of a winglet portion according to a first embodiment of the present invention. FIG. 1 (a-1) is a front view of the winglet in a neutral state, and FIG. 1 (a-2) is the same. A side view, the same figure (b-1) is a front view when the winglet is in a rotating state, and the same figure (b-2) is a same side view. In the figure, 1
Is an upper winglet, 3 is a pivot axis for rotatably supporting the winglet, and Λ is an outward cant angle of the winglet.
【００１０】この実施例は上側だけの単一ウイングレッ
トの例を示している。このウイングレットは主翼端に主
翼弾性軸に沿ったピボット軸まわりにアクチュエータに
より回転させられる。さらにウイングレットは主翼に対
して垂直ではなく、外向きに大きなキャント角Λを有す
る。このキャント角がある事により、ウイングレットが
回転した場合、気流に対して正、或いは負の迎角をもつ
ことになり、上方或いは下方に揚力を発生する。従って
このウイングレットを左右翼で逆に回転させることによ
り、機軸まわりにローリングモーメントを作用させるこ
とができる。This embodiment shows an example of a single winglet on the upper side only. This winglet is rotated at the wing tip by an actuator about a pivot axis along the wing elastic axis. Moreover, the winglets have a large cant angle Λ outward, not perpendicular to the wings. Due to this cant angle, when the winglet rotates, it has a positive or negative angle of attack with respect to the airflow, and lift is generated upward or downward. Therefore, by rotating the winglets on the left and right wings in the opposite direction, a rolling moment can be applied about the axle.
【００１１】図２は本発明の第２実施例に係るウイング
レット部の図であり、同図（ａ−１）はウイングレット
が中立状態の時の正面図、同図（ａ−２）は同側面図、
同図（ｂ−１）はウイングレットが回転状態の時の正面
図、同図（ｂ−２）は同側面図である。図において１は
上方ウイングレット、２は下方ウイングレット、３はピ
ボット軸、Λは上下の各ウイングレットの外方へのキャ
ント角である。FIG. 2 is a view of a winglet portion according to a second embodiment of the present invention. FIG. 2 (a-1) is a front view when the winglet is in a neutral state, and FIG. 2 (a-2) is the same side surface. Figure,
The figure (b-1) is a front view when the winglet is in a rotating state, and the figure (b-2) is a side view thereof. In the figure, 1 is an upper winglet, 2 is a lower winglet, 3 is a pivot axis, and Λ is an outward cant angle of upper and lower winglets.
【００１２】この実施例は上下に２枚のウイングレット
が装備されて一体となっているものの例を示している。
このウイングレットも第１実施例と同様の働きをし、左
右逆方向に回転させる事により、機軸まわりにローリン
グモーメントを作用させることができる。さらに上方ウ
イングレットと下方ウイングレットの両方に発生する上
下方向の力が同方向であるため、捩りモーメントが非常
に小さくエルロンリバーサルを抑えることができる。This embodiment shows an example in which two winglets are provided one above the other and are integrated.
This winglet also works in the same manner as in the first embodiment, and by rotating in the left-right direction, a rolling moment can be applied about the axle. Furthermore, since the vertical forces generated in both the upper winglet and the lower winglet are in the same direction, the torsional moment is extremely small and aileron reversal can be suppressed.
【００１３】図３は、上記各実施例のローリングモーメ
ント発生効果の説明図である。同図（ａ−１），（ａ−
２）は揚力を上方に発生する様にウイングレットを回転
させた右翼端の側面図と正面図、同図（ｂ−１），（ｂ
−２）は揚力を下方に発生する様、回転させた左翼端の
正面図と側面図、同図（ｃ）は上記の様なウイングレッ
トの回転を行った場合にローリングモーメントが作用す
る航空機の斜視図であり、左右翼端ウイングレットの揚
力ＬZ と−ＬZ とにより、機体にローリングモーメント
が生ずることを示している。FIG. 3 is an explanatory view of the rolling moment generating effect of each of the above embodiments. In the figure, (a-1), (a-
2) is a side view and a front view of the right wing tip in which the winglet is rotated so that lift is generated upward, and FIGS.
-2) is a front view and a side view of the left wing tip that is rotated so that lift is generated downward, and FIG. 2C is a perspective view of an aircraft to which a rolling moment acts when the winglet is rotated as described above. a figure, a lift L Z and -L Z of the left and right wing tip winglet shows that rolling moment is generated in the body.
【００１４】図４は、上記各実施例の他の効果を説明す
る為の翼の平面図であり、同図（ａ）は従来のエルロン
・スポイラ制御の翼、同図（ｂ）は本発明に係るウイン
グレット制御の翼を示している。図において４は外側エ
ルロン、５は内側エルロン、６はスポイラ、７はフラッ
プである。エルロン操舵の翼（ａ）に比較してウイング
レット制御の翼（ｂ）では翼端部までフラップ７を設け
ることができる為、ＳＴＯＬ性を向上させることがで
き、離着陸距離を短かくできる。さらにエルロンを有し
ていないため、エルロンリバーサルの心配が無く、外翼
構造の捩り剛性を従来よりも下げた軽量構造にでき、翼
厚の薄い高性能主翼とすることができる。FIG. 4 is a plan view of a blade for explaining another effect of each of the above-mentioned embodiments. FIG. 4 (a) shows a conventional aileron-spoiler control blade, and FIG. 4 (b) shows the present invention. 2 shows a winglet control wing according to the above. In the figure, 4 is an outer aileron, 5 is an inner aileron, 6 is a spoiler, and 7 is a flap. In the winglet controlled wing (b), the flap 7 can be provided up to the wing tip compared to the aileron steering wing (a), so the STOL property can be improved and the takeoff and landing distance can be shortened. Further, since there is no aileron, there is no concern about aileron reversal, and a lightweight structure in which the torsional rigidity of the outer wing structure is lower than in the past can be achieved, and a high-performance main wing with a thin blade can be obtained.
【００１５】[0015]
【発明の効果】本発明の航空機のロール制御装置は、航
空機の左右の翼端にピボットを介して、外向きのキャン
ト角を有するウイングレットをピッチ方向に回転可能に
取付け、同ウイングレットを左右逆方向に回転させ左右
逆方向の揚力を発生させることによって、機体にローリ
ングモーメントを与えるので、フラップ幅が制限され
ず、また翼端の捩りモーメントが小さいためエルロンリ
バーサルが生じず、かつ、翼の性能低下が生じないロー
ル制御装置を提供することができる。According to the roll control device for an aircraft of the present invention, a winglet having an outward cant angle is rotatably attached to the left and right wing tips of the aircraft via pivots, and the winglet is rotated in the right and left opposite directions. By rotating to the left and generating lift in the left and right directions, a rolling moment is applied to the airframe, so the flap width is not limited, and since the wing tip torsional moment is small, aileron reversal does not occur and the performance of the wing deteriorates. It is possible to provide a roll control device that does not cause
【図１】本発明の第１実施例に係るウイングレット部
の、中立状態および回転状態におけるそれぞれの二面
図。FIG. 1 is two views of a winglet portion according to a first embodiment of the present invention in a neutral state and a rotating state, respectively.
【図２】本発明の第２実施例に係るウイングレット部
の、中立状態および回転状態におけるそれぞれの二面
図。2A and 2B are two views of a winglet portion according to a second embodiment of the present invention in a neutral state and a rotating state, respectively.
【図３】同実施例のローリングモーメント発生効果の説
明図。FIG. 3 is an explanatory diagram of a rolling moment generation effect of the same embodiment.
【図４】上記各実施例の他の効果の説明図。FIG. 4 is an explanatory diagram of another effect of each of the embodiments.
【図５】従来のロール制御装置を有する航空機の第１の
例の斜視図。FIG. 5 is a perspective view of a first example of an aircraft having a conventional roll control device.
【図６】従来のロール制御装置を有する航空機の第２の
例の斜視図。FIG. 6 is a perspective view of a second example of an aircraft having a conventional roll control device.
【図７】エルロンリバーサルの説明図。FIG. 7 is an explanatory diagram of aileron reversal.
１ 上方ウイングレット ２ 下方ウイングレット ３ ピボット軸 ４ 外側エルロン ５ 内側エルロン ６ スポイラ ７ フラップ 1 Upper winglet 2 Lower winglet 3 Pivot shaft 4 Outer aileron 5 Inner aileron 6 Spoiler 7 Flap
Claims (1)
て、外向きのキャント角を有するウイングレットをピッ
チ方向に回転可能に取付け、同ウイングレットを左右逆
方向に回転させ左右逆方向の揚力を発生させることによ
って、機体にローリングモーメントを与えることを特徴
とする航空機のロール制御装置。1. A winglet having an outward cant angle is attached to the left and right wing tips of an aircraft rotatably in the pitch direction through pivots, and the winglet is rotated in the left and right directions to generate lift in the left and right directions. A roll control device for an aircraft, characterized in that a rolling moment is applied to the airframe by causing the airframe to roll.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP30236492A JPH06144384A (en) | 1992-11-12 | 1992-11-12 | Roll control device for aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP30236492A JPH06144384A (en) | 1992-11-12 | 1992-11-12 | Roll control device for aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06144384A true JPH06144384A (en) | 1994-05-24 |
Family
ID=17908013
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP30236492A Withdrawn JPH06144384A (en) | 1992-11-12 | 1992-11-12 | Roll control device for aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06144384A (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2002047979A3 (en) * | 2000-12-11 | 2002-12-12 | Fort F Felker | Aircraft with elliptical winglets |
| JP2015083462A (en) * | 2010-07-14 | 2015-04-30 | エアバス オペレーションズ リミテッドＡｉｒｂｕｓ Ｏｐｅｒａｔｉｏｎｓ Ｌｉｍｉｔｅｄ | Wing tip device, wing, aircraft, method of fitting or retro-fitting wing tip device, method of modification, and method of operating wing |
| RU2674900C1 (en) * | 2017-12-18 | 2018-12-13 | Публичное акционерное общество (ПАО) "Туполев" | Wing console of aircraft with device for heading control |
-
1992
- 1992-11-12 JP JP30236492A patent/JPH06144384A/en not_active Withdrawn
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2002047979A3 (en) * | 2000-12-11 | 2002-12-12 | Fort F Felker | Aircraft with elliptical winglets |
| JP2015083462A (en) * | 2010-07-14 | 2015-04-30 | エアバス オペレーションズ リミテッドＡｉｒｂｕｓ Ｏｐｅｒａｔｉｏｎｓ Ｌｉｍｉｔｅｄ | Wing tip device, wing, aircraft, method of fitting or retro-fitting wing tip device, method of modification, and method of operating wing |
| US11851164B2 (en) | 2010-07-14 | 2023-12-26 | Airbus Operations Limited | Wing tip device |
| RU2674900C1 (en) * | 2017-12-18 | 2018-12-13 | Публичное акционерное общество (ПАО) "Туполев" | Wing console of aircraft with device for heading control |
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|---|---|---|---|
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